CN110481797B - 一种飞机隔板碰撞吸能装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种飞机隔板碰撞吸能装置，其安装于飞机的前隔板上，所述的飞机隔板碰撞吸能装置包括：吸能钣金，所述吸能钣金包括钣金本体及第一连接片，所述钣金本体覆盖于所述前隔板上设置的凹槽的开口端，所述凹槽的开口端围绕所述钣金本体的边缘布置；所述钣金本体的两侧均设置有第一连接片，每个所述第一连接片均一端与所述钣金本体固定连接、每个所述第一连接片均另一端与所述前隔板固定连接，飞机在加速度冲击时头排座椅乘客头部与前隔板碰撞时，头排乘客的头部可冲击到所述吸能钣金上，从而导致所述第一连接片被拉断，同时钣金本体向所述凹槽内弯曲，从而吸收部分头部冲击的能量。
Description
技术领域
本发明涉及一种吸能装置，具体涉及一种飞机隔板碰撞吸能装置。
背景技术
根据适航法规，飞机应急着陆时，乘客头部与前排座椅或内饰设备(一般为隔板)可能发生碰撞时，需进行HIC(Head Injury Criterion颈部损伤判据)验证，但当乘客乘坐的座椅基准点与前排座椅或前侧隔板的距离大于50英寸时，可无需HIC验证。目前，在行业内，飞机座椅与座椅间的HIC验证已经相对成熟，但头排座椅与前隔板之间的HIC验证仍未有效解决。因此，飞机厂商在座椅布局设计时，通常将头排座椅与前隔板的距离设计地较大，以豁免HIC验证，这就可能减少飞机座椅安装数量，或在飞机应急舱门与前隔板的有限空间内，头排座椅与前隔板之间距离的增加间接地导致了该空间内各排座椅之间的间距减小，进而压缩了乘客腿部空间，降低了乘坐舒适性。
发明内容
本发明的目的在于克服上述技术不足，提供一种飞机隔板碰撞吸能装置，用于飞机在加速度冲击时头排座椅乘客头部与前隔板碰撞时吸能。
为达到上述技术目的，本发明的技术方案提供一种飞机隔板碰撞吸能装置，其安装于飞机的前隔板上，所述的飞机隔板碰撞吸能装置包括：吸能钣金，所述吸能钣金包括钣金本体及第一连接片，所述钣金本体覆盖于所述前隔板上设置的凹槽的开口端，所述凹槽的开口端围绕所述钣金本体的边缘布置；所述钣金本体的两侧均设置有第一连接片，每个所述第一连接片均一端与所述钣金本体固定连接、每个所述第一连接片均另一端与所述前隔板固定连接。
与现有技术相比，本发明的有益效果包括：该飞机隔板碰撞吸能装置安装于飞机的前隔板上，飞机在加速度冲击时头排座椅乘客头部与前隔板碰撞时，头排乘客的头部可冲击到所述吸能钣金上，从而导致所述第一连接片被拉断，同时钣金本体向所述凹槽内弯曲，从而吸收部分头部冲击的能量，对乘客的头部起到一定的保护作用。
附图说明
图1是本发明提供的飞机隔板碰撞吸能装置一种实施方式的爆炸结构示意图。
图2是图1的右上角局部放大结构示意图。
图3是本发明提供的吸能钣金一种实施方式的正面结构示意图。
图4是本发明提供的吸能钣金一种实施方式的侧面结构示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
请参阅图1～4，本实施例提供了一种飞机隔板碰撞吸能装置，其安装于飞机的前隔板1上，所述的飞机隔板碰撞吸能装置包括：吸能钣金2，所述吸能钣金2包括钣金本体21及第一连接片22。
所述钣金本体21覆盖于所述前隔板1上设置的凹槽的开口端，所述凹槽的开口端围绕所述钣金本体21的边缘布置，使得所述钣金本体21的外缘与所述凹槽的开口端的边缘形成间隙。
所述钣金本体21的两侧均设置有第一连接片22，每个所述第一连接片22均一端与所述钣金本体21固定连接、每个所述第一连接片22均另一端与所述前隔板1固定连接，本实施例中，所述第一连接片22与所述钣金本体21一体冲压成型，所述第一连接片22上设置有第一定位孔22a，所述的飞机隔板碰撞吸能装置还包括第一安装钉b，所述第一安装钉b的一端穿过所述第一定位孔22a后与所述前隔板1固定连接。
该飞机隔板碰撞吸能装置安装于飞机的前隔板1上，飞机在加速度冲击时头排座椅乘客头部与前隔板1碰撞时，头排乘客的头部可冲击到所述吸能钣金2上，从而导致所述第一连接片22被拉断，同时钣金本体21向所述凹槽内弯曲，从而吸收部分头部冲击的能量，对乘客的头部起到一定的保护作用，图4中弯曲后的钣金本体2采用虚线绘制，并标记为02，从而便于读者理解。
本实施例中，所述第一连接片22连接于所述前隔板1一端的横截面积大于所述第一连接片22连接所述钣金本体21一端的横截面积，从而使得所述第一连接片22与所述钣金本体21连接的部位更容易被拉断，使得第一连接片22更容易吸收冲击能量。
本实施例还提供了一种优选的实施方式，所述吸能钣金2还包括第二连接片23，所述第二连接片23固定于所述钣金本体21的上侧，所述第二连接片23上设置有竖直布置的第二滑槽23a，且所述第二滑槽23a贯穿所述第二连接片23的前后端面，所述第二滑槽23a的下部内置有第二安装环23b，所述第二安装环23b与所述第二连接片23固定连接；所述的飞机隔板碰撞吸能装置还包括第二安装钉3，所述第二安装钉3的一端穿过所述第二安装环23b后与所述前隔板1固定连接，所述钣金本体21受到冲击时，可将所述第二连接片23向下拉扯，使得所述第二连接片23相对所述第二安装钉3向下运动，此过程中，所述第二安装环23b被所述第二安装钉3剪断，从而吸收部分冲击能量，随后所述第二滑槽23a相对所述第二安装钉3向下滑动。
本实施例中，所述第二滑槽23a设置有多个，多个所述第二滑槽23a沿着所述钣金本体21的横向轴线依次布置，所述第二安装环23b设置有多个，多个所述第二安装环23b一一对应内置于多个所述第二滑槽23a的下部，多个所述第二滑槽23a对所述第二连接片23向下滑动起到较好的导向作用。
所述的飞机隔板碰撞吸能装置还包括第一预紧压片4，所述第二连接片23夹设于所述前隔板1与所述第一预紧压片4，所述第一预紧压片4上设置有多个贯穿其前后端面的第四定位孔，多个所述第四定位孔一一对应与多个所述第二安装环23b同轴相对布置，所述第二安装钉3的一端依次穿过所述第四定位孔、第二安装环23b后与所述前隔板1固定连接，所述第一预紧压片4可避免所述第二连接片23与所述第二安装钉3脱离开。
所述吸能钣金2还包括第三连接片24，所述第三连接片24固定于所述钣金本体21的下侧，所述第三连接片24上设置有竖直布置的第三滑槽24a，且所述第三滑槽24a贯穿所述第三连接片24的前后端面，所述第三滑槽24a的上部内置有第三安装环24b，所述第三安装环24b与所述第三连接片24固定连接，所述的飞机隔板碰撞吸能装置还包括第三安装钉5，所述第三安装钉5的一端穿过所述第三安装环24b后与所述前隔板1固定连接，所述钣金本体21受到冲击时，可将所述第三连接片24向上拉扯，使得所述第三连接片24相对所述第三安装钉5向上运动，此过程中，所述第三安装环24b被所述第三安装钉5剪断，从而吸收部分冲击能量，随后所述第三滑槽24a相对所述第三安装钉5向上滑动。
所述第三滑槽24a设置有多个，多个所述第三滑槽24a沿着所述钣金本体21的横向轴线依次布置；所述第三安装环24b设置有多个，多个所述第三安装环24b一一对应内置于多个所述第三滑槽24a的上部，多个所述第三滑槽24a对所述第三连接片24向上滑动起到较好的导向作用。
所述的飞机隔板碰撞吸能装置还包括第二预紧压片6，所述第三连接片24夹设于所述前隔板1与所述第二预紧压片6，所述第二预紧压片6上设置有多个贯穿其前后端面的第五定位孔，多个所述第五定位孔一一对应与多个所述第三安装环24b同轴相对布置，所述第三安装钉5的一端依次穿过所述第五定位孔、第三安装环24b后与所述前隔板1固定连接，所述第二预紧压片6可避免所述第三连接片24与所述第三安装钉5脱离开。
本实施例还提供了一种优选的实施方式，所述钣金本体21上设置有可被撕开的刻痕线21a，所述刻痕线21a设置有两个，两个所述刻痕线21a对称设置于所述钣金本体21的左右两侧，每个所述刻痕线21a均一端延伸至所述钣金本体21的边缘、每个所述刻痕线21a均另一端均向所述钣金本体21的纵向轴线延伸，且两个所述刻痕线21a之间的间距由上至下逐渐缩小，所述钣金本体21受到冲击时，所述第二安装钉3将所述钣金本体21向上拉扯，所述第三安装钉3将所述钣金本体21向下拉扯，此过程中，所述钣金本体21可沿着所述刻痕线21a被撕裂，从而吸收部分冲击能量。
为了避免钣金本体21的边缘割伤乘客，所述的飞机隔板碰撞吸能装置还包括装饰框7，所述装饰框7包覆于所述钣金本体21的外缘、第一连接片22、第二连接片23、第三连接片24、第一预紧压片4及第二预紧压片6，本实施例中，所述吸能钣金2为一体冲裁成型。
本实施例中，所述凹槽边缘固定有定位块，具体的，所述定位块8通过第四安装钉9与所述前隔板1固定连接，所述装饰框7通过第五安装钉c与所述定位块8固定连接。
工作原理：在进行HIC验证过程中，头部初始碰撞时，所述第一连接片22与第二安装环23b被瞬间拉扯和剪断(吸能钣金2的上部靠第二安装钉3与第一预紧压板4安装压紧，安装扭矩设置较小，保证第二安装环23b可以被第一安装钉3剪切)，吸收了一定的头部能量，称一次吸能过程。
初始碰撞后，头部仍有较大的能量，并由于安全带的约束，头部近似以绕安全带连接点为转动中心转动，此过程中，由于第二安装环23b上方为第一滑槽23a，吸能钣金1在第三安装环24b被剪切后带动吸能钣金2的上半部分往下抽拉，并依靠吸能钣金2变形吸收一定的头部能量，称二次吸能过程。
当所述第二安装钉3抽拉至第一滑槽22a的上端时，抽拉停止，但由于头部仍有较大能量，使得吸能钣金2从强度最弱的刻痕线21a(该处为应力集中区域)开始撕裂。
在上述撕裂过程中，吸能钣金2仍在继续变形，并带动第三安装环24b被第三安装钉5剪切，剪切后，钣金本体21带动第三连接片24往上抽拉，且与上述撕裂过程一起进行，此过程中，钣金本体21的变形、撕裂以及第三安装环24b的剪切共同构成了第三次吸能过程。且经过验证，在第三次吸能后，头部碰撞能量被全部吸收，碰撞运动终止，经过上述三次吸能过程后，经验证，HIC指标满足要求。
以上所述本发明的具体实施方式，并不构成对本发明保护范围的限定。任何根据本发明的技术构思所做出的各种其他相应的改变与变形，均应包含在本发明权利要求的保护范围内。
Claims (5)
1.一种飞机隔板碰撞吸能装置，其安装于飞机的前隔板上，其特征在于，所述的飞机隔板碰撞吸能装置包括：吸能钣金，所述吸能钣金包括钣金本体及第一连接片，所述钣金本体覆盖于所述前隔板上设置的凹槽的开口端，所述凹槽的开口端围绕所述钣金本体的边缘布置；所述钣金本体的两侧均设置有所述第一连接片，每个所述第一连接片均一端与所述钣金本体固定连接、每个所述第一连接片均另一端与所述前隔板固定连接；
所述吸能钣金还包括第二连接片，所述第二连接片固定于所述钣金本体的上侧，所述第二连接片上设置有竖直布置的第二滑槽，且所述第二滑槽贯穿所述第二连接片的前后端面，所述第二滑槽的下部内置有第二安装环，所述第二安装环与所述第二连接片固定连接；所述的飞机隔板碰撞吸能装置还包括第二安装钉，所述第二安装钉的一端穿过所述第二安装环后与所述前隔板固定连接；
所述第二滑槽设置有多个，多个所述第二滑槽沿着所述钣金本体的横向轴线依次布置；所述第二安装环设置有多个，多个所述第二安装环一一对应内置于多个所述第二滑槽的下部；所述的飞机隔板碰撞吸能装置还包括第一预紧压片，所述第二连接片夹设于所述前隔板与所述第一预紧压片，所述第一预紧压片上设置有多个贯穿其前后端面的第四定位孔，多个所述第四定位孔一一对应与多个所述第二安装环同轴相对布置；所述第二安装钉的一端依次穿过所述第四定位孔、第二安装环后与所述前隔板固定连接；
所述钣金本体上设置有可被撕开的刻痕线，所述刻痕线设置有两个，两个所述刻痕线对称设置于所述钣金本体的左右两侧，每个所述刻痕线均一端延伸至所述钣金本体的边缘、每个所述刻痕线均另一端均向所述钣金本体的纵向轴线延伸，且两个所述刻痕线之间的间距由上至下逐渐缩小。
2.根据权利要求1所述的飞机隔板碰撞吸能装置，其特征在于，所述第一连接片连接于所述前隔板一端的横截面积大于所述第一连接片连接所述钣金本体一端的横截面积。
3.根据权利要求1所述的飞机隔板碰撞吸能装置，其特征在于，所述吸能钣金还包括第三连接片，所述第三连接片固定于所述钣金本体的下侧，所述第三连接片上设置有竖直布置的第三滑槽，且所述第三滑槽贯穿所述第三连接片的前后端面，所述第三滑槽的上部内置有第三安装环，所述第三安装环与所述第三连接片固定连接；所述的飞机隔板碰撞吸能装置还包括第三安装钉，所述第三安装钉的一端穿过所述第三安装环后与所述前隔板固定连接。
4.根据权利要求3所述的飞机隔板碰撞吸能装置，其特征在于，所述第三滑槽设置有多个，多个所述第三滑槽沿着所述钣金本体的横向轴线依次布置；所述第三安装环设置有多个，多个所述第三安装环一一对应内置于多个所述第三滑槽的上部；所述的飞机隔板碰撞吸能装置还包括第二预紧压片，所述第三连接片夹设于所述前隔板与所述第二预紧压片，所述第二预紧压片上设置有多个贯穿其前后端面的第五定位孔，多个所述第五定位孔一一对应与多个所述第三安装环同轴相对布置；所述第三安装钉的一端依次穿过所述第五定位孔、第三安装环后与所述前隔板固定连接。
5.根据权利要求1所述的飞机隔板碰撞吸能装置，其特征在于，所述的飞机隔板碰撞吸能装置还包括装饰框，所述装饰框包覆于所述钣金本体的外缘、第一连接片、第二连接片、第三连接片、第一预紧压片及第二预紧压片。
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